針對移動目標的簡控彈制導控制方法研究

陳 偉，馮高鵬，孫傳杰，薛曉中

(1.中國工程物理研究院 總體工程研究所，四川 綿陽 621900；2.南京理工大學 能源與動力工程學院，江蘇 南京 210094)

針對移動目標的簡控彈制導控制方法研究

陳 偉1，馮高鵬1，孫傳杰1，薛曉中2

(1.中國工程物理研究院 總體工程研究所，四川 綿陽 621900；2.南京理工大學 能源與動力工程學院，江蘇 南京 210094)

為降低單兵制導火箭彈的成本，同時確保其具有較遠的作用距離和較高的命中精度，針對移動目標，進行單兵火箭彈簡易制導控制律設計。將飛行彈道進行分段設計，分為筒內運動段、慣性飛行段和導引飛行段。在發射前通過彈載系統和測距儀對目標移動速度進行估計，采用比例導引法實現對目標的跟蹤。接下來對STT控制器進行設計，基于典型設計點處控制器參數插值得到不同飛行速度下的控制器參數，確保火箭彈在整個飛行過程中具有較高的控制精度。通過仿真分析可知,所設計的制導控制系統具有較高的魯棒性。

火箭彈；簡易制導；比例導引；STT

0 引 言

單兵無控火箭彈命中精度低，作用距離短，為了改善單兵火箭彈的作用距離和命中精度，將火箭彈與制導控制系統相結合，在保證命中精度的前提下，大大增加了火箭彈的作用距離[1-4]。制導火箭彈一般都安裝有導引頭，根據導引原理的不同，可分為電視導引、激光導引、雷達導引，導引系統使得制導火箭彈對靜止目標和運動目標都具有較好的打擊效果[5-7]。如美國洛馬和雷錫恩公司合作研制的標槍(Javelin)，采用紅外焦平面陣列技術，能在濃密的煙霧和黑暗環境中發現并鎖定目標進行攻擊，有效射程2 000 m，命中精度92%[8]。以色列的長釘采用光纖圖像制導，發射后可修正目標數據或轉換攻擊目標[9]。

采用先進的導引技術保證較高命中精度的同時也大大提高了單兵有控火箭彈的成本，作戰效費比難以控制。為了降低成本，同時追求高生存力，實現“打了不管”，洛馬公司研制的掠奪者(Predator SRAW)采用純慣性導航技術，利用激光/磁雙模近炸引信確定目標位置并引爆戰斗部，精度高、成本低廉[10]。文中基于純慣性制導體質，探討了簡控彈打擊地面慢速移動目標的可行性。將彈道分成筒內運動段、慣性飛行段、導引段三個飛行階段。在發射筒上安裝觀瞄系統和激光測距儀，通過跟隨瞄準的方法，由彈載設備和激光測距估算出目標的移動速度。采用比例導引方法[11]進行制導律設計。在彈道上選取四個能夠表征各個彈道段特點的設計點進行俯仰、偏航、滾轉三通道STT控制器[12]設計，通過速度插值得到不同飛行速度下的控制器參數，確保單兵攻堅簡控火箭彈從發射到命中目標的整個過程中具有較高的控制精度。最后考慮風干擾的影響，對所設計的制導控制系統的可行性和魯棒性進行了驗證。

1 動力學模型

發射坐標系Onxnynzn定義：On為發射原點，xn軸指向初始瞄準方向，yn軸指向上且與當地鉛垂線重合，zn軸與xn、yn軸成右手正交坐標系；彈體坐標系Oxbybzb定義：原點O在彈體重心，xb沿彈體縱軸指向前，yb在導彈縱對稱平面內與xb軸垂直并指向上方，zb軸與xb、yb軸成右手正交坐標系。

單兵火箭彈的六自由度運動方程如下所示[13]：

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

2 彈道方案設計

單兵簡控火箭彈采用肩扛式發射筒發射，火箭彈采用兩級發動機：助推發動機和續航發動機。助推發動機工作時間短，產生的推力大，能夠保證火箭彈出筒后具有一定的初速度；續航發動機推力小，工作時間長，能夠提供持續的續航動力。根據單兵簡控火箭彈飛行的特點以及所采用的制導體制，可將飛行彈道分成三個階段：

(1)筒內運動段：從助推發動機點火到火箭出筒這一階段；

(2)慣性飛行段：從火箭出筒到續航發動機點火這一階段，該階段按慣性彈道飛行；

(3)導引段：從續航發動機點火到命中目標這一段彈道。

3 目標的位置和速度信息估計

單兵簡易制導火箭彈在水平面內制導過程如圖1所示。

圖1 制導過程示意圖

當射手發現目標在T0處且在射擊范圍內時，制導系統完成初始對準工作。然后射手通過瞄準系統不斷跟蹤瞄準目標，即圖中OnT0T1區域，跟瞄時間一般不大于2s。在目標運動到T1處，跟瞄結束，射手扣動扳機，發射火箭彈。此后，火箭彈經過短暫的慣性飛行段后進入導引攻擊段，按照設計的制導規律命中目標。

(6)

其中，VT為目標在水平面內的移動速度；VTx為目標沿著發射坐標系xn軸的速度分量；VTz為目標沿著發射坐標系zn軸的速度分量。

圖2 目標速度估算示意圖

4 制導律設計

(1)計算目標位置。

在火箭彈發射時刻，目標的初始位置可由式(7)計算得到：

(7)

其中，?為發射筒與地面的夾角；?0為瞄準鏡與發射筒的夾角，觀瞄系統安裝在發射筒上。

在火箭彈發射后，目標位置可由式(8)計算得到：

(8)

其中，t為火箭彈出筒后的飛行時間。

由于假設目標在水平面內移動，有yT=yT0。

(2)計算視線角速度。

在發射坐標系下，目標與導彈之間相對位置分量可由式(9)計算得到：

(9)

基于目標與導彈之間的相對位置，利用相對運動學計算視線角速度，如下所示：

(10)

(11)

(3)計算制導指令。

縱向采用帶重力補償的比例導引律，側向采用比例導引律，形式如下所示：

(12)

(13)

5 彈道控制律設計

采用STT方法進行控制律設計，將俯仰、偏航、滾轉三通道進行解耦控制。俯仰通道控制器包含三個反饋回路。其中，俯仰角速度ωz直接反饋到內回路起到阻力增穩作用；ωz經過一階慣性環節生成偽姿態，然后反饋到中回路，起到姿態增穩作用；外回路反饋法向過載ny，使得火箭彈實時跟蹤法向過載指令?？梢缘玫礁┭鐾ǖ揽刂坡蔀椋?/p>

(14)

由于火箭彈采用軸對稱布局，偏航通道控制器結構與俯仰通道控制器結構一致，且具有相同的控制器參數。這里直接給出偏航通道控制律為：

(15)

火箭彈在飛行過程中始終保持滾轉穩定，滾轉角指令等于零。滾轉通道控制律為：

δx=-kφφ-kωxωx

(16)

6 仿真分析

由于火箭彈在飛行過程中，飛行速度變化較大，為了確?；鸺龔椩谡麄€飛行過程中的控制精度，在標準彈道上選擇速度最低、最大及兩個中間狀態點進行控制器參數設計，然后通過插值得到火箭彈在飛行過程中對應的控制器參數。典型設計點處控制器參數如表1所示。

表1 典型設計點處控制器參數

風在火箭彈使用環境中是普遍存在的[14]，為了驗證所設計的制導控制系統抵抗風干擾的能力，分別在無風、順風(沿著發射坐標系Onxn軸正方向)、側風(沿著發射坐標系Onzn軸正方向)、逆風(沿著發射坐標系Onxn軸負方向)的條件下進行仿真，風速為14m/s。在發射坐標系下，令航向初始對準誤差0.06°，瞄準系統的測距誤差為1m。

根據工程經驗，取射角?0為7°。設火箭彈初始發射位置為(0，0，0)，初始瞄準時目標位置為(1 000，0，0)，目標沿著Onzn軸以10m/s速度移動，跟瞄2s后發射點火。仿真結果如圖3所示。

在存在順風和逆風干擾時，除了末端著靶速度外，風對整個飛行彈道參數的影響較小。由于順風時，飛行過程中受到的阻力較小，會使得末端速度較大；逆風時，受到的阻力較大，會使得末端速度較小。兩者末端速度相差達到了5m/s，但相對于末端速度可以忽略。側風干擾時，從圖3(c)可以看出飛行初始段出現較大側滑，但所設計的制導控制系統能夠在短時間內及時修正火箭彈飛行軌跡,表明所設計的制導控制系統能夠較好地抑制風干擾帶來的影響。無風時，由于發射時存在傳遞對準誤差、測量誤差和解算誤差，脫靶量為2.65m，側風時脫靶量最大，為2.9m。該命中精度對于大型車輛和運輸車隊來說能夠達到較理想的毀傷效果。同時該簡控彈可實現發射后不管，因此具有較高的軍事應用價值。

7 結束語

根據單兵簡控火箭彈飛行特點以及所采用的制導體制，將飛行彈道分成三個階段：筒內運動段、慣性飛行段、導引飛行段。在彈載制導控制系統初始對準后，通過觀瞄系統跟隨和測距方法估算出目標的移動速度，采用比例導引法計算跟蹤目標所需的法向過載和側向過載指令。采用STT控制體制將俯仰、偏航、滾轉三通道進行解耦控制。通過仿真分析可以看到,所設計的制導控制系統能夠較好地抑制風干擾帶來的影響，具有較好的魯棒性。由于單兵簡控火箭彈的飛行時間較短，在打擊較慢移動目標時，采用純慣性制導體制能夠保證一定的命中精度。但對于打擊快速目標時或者距離較遠時，簡控彈的命中精度會受測量誤差和解算誤差的影響而大幅降低。在以后工作中將探討安裝捷聯導引頭的簡控彈制導控制方法研究，實現對

圖3 彈道仿真曲

快速移動目標的遠距離精確打擊。

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Research on Guidance and Control Method of Simple Control Rocket-projectile for Moving Target

CHEN Wei1,FENG Gao-peng1,SUN Chuan-jie1,XUE Xiao-zhong2

(1.Institute of Systems Engineering，China Academy of Engineering Physics，Mianyang 621900,China; 2.College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Science and Technology，Nanjing 210094,China)

To reduce the cost of guided individual rocket projectile and ensure that it has a longer striking distance and higher accuracy at the same time,the simple guidance control law of the individual rocket projectile is designed for moving target.The flight trajectory is segmented,including barrel movement segment,inertial flight segment and guiding flight segment.Before launching the speed of the target is estimated by the onboard system and rangefinder,to achieve the goal of tracking by the proportional guidance method.Then the STT controller is designed to ensure the rocket has higher control accuracy based on the controller gains of the typical design points,and the controller gains under different speed are obtained using the interpolation method.Through he simulation analysis,the result shows that the designed guidance control system has high robustness.

rocket projectile；simple guidance；proportional guidance；STT

2016-01-24

2016-05-12

時間：2016-10-24

國家自然基金聯合基金(U1430113)；中國工程物理研究院科學技術發展基金(2014B0101009)

陳 偉(1986-)，男，博士，工程師，研究方向為制導武器控制系統設計；馮高鵬，高級工程師，研究方向為武器系統設計。

http://www.cnki.net/kcms/detail/61.1450.TP.20161024.1117.062.html

TP273

A

1673-629X(2016)11-0121-04

10.3969/j.issn.1673-629X.2016.11.027